一种定几何高超声速进气道自适应泄压控制概念与试验验证

金志光，张堃元，刘 媛

（南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016）

0 引 言

宽马赫数范围工作的定几何高超声速进气道其设计难点在于难以同时兼顾进气道高低马赫数下的总体性能与接力点自起动性能之间的固有矛盾［1－2］。虽然变几何措施能从根本上解决这一矛盾，但由于会带来联接、密封、冷却及控制等问题，同时也会显著增加飞行器结构重量、降低系统的可靠性［3－4］，因而短期内难以得到应用。

为拓宽定几何进气道工作范围，近年来陆续出现了多种针对定几何进气道的新概念调节与控制技术。如，俄罗斯学者Fraishtadt、Kuranov等人提出的磁控进气道 MHD概念［5］，Richard、Jeff等人研究的射流控制进气道概念［6］以及南京航空航天大学谭慧俊教授提出的新型激波形状控制技术［7］等等。显然，现阶段每种新概念技术都不成熟，短期内难以进入工程实用阶段。

为提高定几何进气道宽范围工作性能，当前易于实现的一种解决途径就是适当加大进气道内压比例，同时在内压段辅以附面层吸除或两侧自由溢流等措施解决接力点自起动问题［8－11］。

研究表明，垂直于壁面或顺流动方向的常规附面层吸除流道设计能高效地排除压缩面附面层，明显改善进气道起动性能［12－13］，但其缺点在于正常工况下泄漏量较大，由此带来的溢流阻力相当可观，对当前急于提高推力性能的超燃冲压发动机而言极为不利，如果要减小泄漏量，则吸除孔不可过多，进气道内收缩比也不能设计的过大。从目前研究情况来看，仅采用常规附面层吸除措施的二元高超进气道其内收缩比普遍不超过1.8，对应于Ma4下的泄漏量在3%左右，而1.8的内收缩比仍不足以显著提高进气道Ma4下的流量系数。

为进一步加大内收缩比，提高定几何进气道接力点性能，本文在常规附面层吸除措施基础上发展了一种自适应泄压控制技术，在保证大内收缩比进气道接力点自起动性能的前提下大大降低了正常工况下的泄漏量，显著提高了进气道高低马赫数下的总体性能。

1 自适应泄压控制气动原理

图1给出了一种“自适应泄压槽”的气动原理图。该泄压槽流道在常规附面层吸除流道基础上加大了流道与壁面所成角度，使其逆流动方向。

图1 自适应泄压槽气动原理图Fig.1 Aerodymic principle of adaptive pressure relief slot

具体工作原理为：进气道自起动过程中，压缩面上存在大面积不起动激波诱导分离区，此时埋于分离区内的逆向泄压槽自动开启泄压，分离区内的大量低速低能气流在较强的压差作用下被排出（泄压槽一端是不起动时的内流道高压，另一端连通飞行器表面低压），从而使不起动分离区逐渐减小并消失，进气道实现自起动。

待进气道起动以后，压缩面上形成正常的附面层发展厚度。此时，由于附面层内超声速气流的膨胀偏转角远小于泄压流道相对于主流的偏转角，因而附面层内的超声速气流膨胀偏转后必撞击在泄压流道的迎风壁面上，形成一道斜激波，通过该斜激波使气流重新偏回到主气流中，从而使流道实现气动自关闭，漏出的流量仅为附面层内极少量的亚声速部分。由此可见，这种敞开式泄压流道无需额外控制系统即可实现自动开启与自动关闭，具有一定的“自适应”特征。

采用自适应泄压控制的二元高超进气道由于外压减小内压加大，因而进气道唇罩阻力减小、唇口波及其反射波强度减弱，进气道总压恢复可显著提高。此外，高反压状态下，当下游隔离段内的激波串前移至自适应泄压槽附近时，泄压槽自动开启泄压，并使激波串稳定于内收缩通道，从而显著提高进气道极限抗反压能力。

综上所述，自适应泄压控制技术对解决当前宽范围定几何进气道的起动问题，提高进气道高低马赫数下的总体性能有重要应用价值。

2 采用自适应泄压控制的二元高超进气道设计

2.1 气动设计

图2给出了一种采用自适应泄压控制的高性能二元进气道气动方案。

该进气道总收缩比5.7，内收缩比2.57。进气道按Ma6，＋4°巡航迎角设计，该状态下实际收缩比达7.5，满足Ma6／7下的压缩量要求。考虑到4°巡航迎角，进气道第一压缩角取4°，第二压缩角4°，后接7°非常规等熵压缩面，进气道下游接长为7倍喉道高度的等直隔离段。

图2 高性能二元进气道气动布局Fig.2 Schematic of 2Dinlet model with high performance

由于进气道内压较大，因而采用了4道“L”型自适应泄压槽，以确保Ma4、＋4°迎角下仍具有自起动能力。前3道泄压槽与主流夹角为135°，第4道夹角为150°，且开口面积较前3道有所减小。作为初步的概念研究方案，各泄压槽参数取值并非最优，其主要设计参数的影响规律有待开展进一步研究。

2.2 试验模型设计与试验风洞

图3、图4给出了试验模型系统结构图与泄压腔内部结构示意图。图5给出了模型在风洞内的安装照片。试验模型内压段4道泄压槽通过内部的泄压腔及模型表面“鳃”状放气槽与飞行器表面的低压环境连通。

图3 试验模型系统结构图Fig.3 Structure of the experimental model system

图4 泄压腔内部结构示意图Fig.4 Internal structure of the pressure relief cavity

试验在南京航空航天大学Φ500mm高超风洞中进行，风洞工作马赫数Ma＝5／6／7。表1给出了风洞试验条件。该风洞为纯空气介质风洞，适合开展原理性验证试验。

图5 试验模型在风洞内的安装照片Fig.5 Photo of the experiment model mounted in wind tunnel

表1 风洞试验条件Table 1 Experimental conditions

试验测量了进气道顶板与唇口板中心线沿程静压分布与隔离段出口测量截面周向静压分布。隔离段出口截面总体性能参数由三个4针皮托耙测得，捕获流量由等直流量筒内的八个5针皮托耙测得。

由于Ma5、＋8°迎角下顶板第一道激波波后马赫数与Ma4、0°迎角下的波后马赫数相当，因而受设备限制，本次试验在Ma5、＋8°迎角下间接验证了进气道Ma4、0°迎角下的自起动性能。

3 数值计算

采用守恒型雷诺平均的N－S方程对进气道三维流场进行了数值仿真，CFD算法为时间推进的有限体积法。湍流模型选用两方程k－ε模型，近壁处采用壁面函数处理。

为适应粘性计算与激波捕获的需要，计算网格采用了局部加密措施，确保近壁面y＋在30以内的量级。计算中采用了压力远场、压力出口及无滑移绝热壁面边界条件。超声速隔离段出口参数由内部流场外插得到。计算收敛的标准为：各残差指标下降到10－3以下且不再变化，进气道内流道进出口流量的相对误差在10－4以下。

文中对进气道由不起动至起动的自起动过程数值仿真采用了“准定常”计算方法。计算时，以低马赫数下的不起动稳态流场作为初场，逐渐增加来流马赫数，直到进气道起动，以描述进气道由不起动至起动的演变过程。

文献［14－15］在Ma＝4～6范围内对计算方法的可信度进行了多次校核，结果表明，所采用的计算方法能较准确地模拟高超进气道这一复杂的流动结构，计算结果具有较高的可信度。

4 试验与数值仿真结果

4.1 接力点自起动性能研究

由于＋4°迎角下进气道总收缩比达7.5，内收缩比为2.57，因而若不采取措施则进气道甚至在Ma7下都无法自起动。采用多个自适应泄压槽相当于增加旁路扩大了进气道喉部流通面积。

图6给出了这种强内压进气道Ma3.9、＋4°迎角下的自起动过程二维数值仿真。数值计算时以Ma3下的不起动流场为初场，逐渐增加来流马赫数。当来流马赫数由Ma3.8升高至Ma3.9时，顶板不起动分离区通过自适应泄压槽完全吸除，进气道实现自起动。

图6 高性能进气道Ma3.9、＋4°迎角下的自起动过程Fig.6 Self－starting progress of the high performance inlet at Ma＝3.9with 4degrees attack angle

图7给出了Ma5、＋8°迎角（模拟Ma4、0°迎角）下试验捕获的进气道自起动过程纹影照片。试验中发现，风洞刚开车时，由于流场未完全建立，进气道不起动，唇口前有明显的不起动波系。待流场稳定后，不起动波系消失，进气道实现了由不起动到起动的自起动过程。

图7 进气道自起动过程试验纹影Fig.7 Schlieren photos of the inlet self－starting progress

4.2 不同来流马赫数下的总体性能

图8～图10给出了Ma＝4／6／7、＋4°迎角下三维流场数值仿真获得的进气道对称面波系结构。

图中可以看到，各马赫数下由于进气道外压较小，内压通道又接近等熵设计，因而唇口波及其反射波都相对较弱，这对减小顶板肩部分离、降低进气道外罩阻力以及提高进气道高低马赫数下的总体性能都是非常有利的。

图8 Ma4、＋4°迎角下的对称面等马赫线图Fig.8 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝4with 4degrees attack angle

图9 Ma6、＋4°迎角下的对称面等马赫线图Fig.9 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝4with 6°attack angle

图10 Ma7、＋4°迎角下的对称面等马赫线图Fig.10 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝7with 4°attack angle

表2给出了试验模型不同工况下的总体性能数值仿真结果。表中可以看到，由于进气道外压较小，因而宽范围内具有优越的流量捕获性能，尤其是Ma4、0°迎角下的流量系数达到0.776，这是一般定几何进气道远无法实现的。虽然该状态下泄压系统仍有2.2%的泄漏量并可能引发一定的溢流阻力，但相比最终流量系数的提高程度而言，优势还是相当明显的。

从隔离段出口马赫数来看，Ma4、＋4°迎角下，出口平均马赫数已下降至Ma1.58，几乎达到压缩极限，并且仍能实现自起动，其优越的气动性能已接近变几何进气道水平。

从四道泄压槽的泄漏量来看，随来流马赫数升高，泄漏量逐渐减小。Ma4、＋4°迎角下的泄漏量仅为捕获流量的2.6%，Ma7、＋4°迎角下，泄漏量仅为1.2%，几乎处于关闭状态。值得说明的是，漏出的这部分气流相当于对壁面附面层进行了部分吸除，这对提高进气道总压恢复系数有一定效果。

表3将进气道Ma＝5／6／7，＋4°迎角下的数值仿真结果与试验结果进行了比较。表中给出了典型工况下隔离段出口截面性能参数。

表2 试验模型不同工况下的总体性能仿真Table 2 Performance simulations of the experimental model under different incoming conditions

表3 ＋4°迎角下的数值仿真结果与试验结果比较Table 3 Comparisons between the numerical and experimental results under typical conditions

可以看到，Ma5／Ma6下，试验测得的隔离段出口总体性能参数与数值仿真结果比较接近，从而再次验证了试验结果与数值仿真结果具有较好的一致性。其中，Ma6，＋4°设计状态下，试验测得的隔离段出口总压恢复系数达到0.499，增压比达43.2倍，显示出较高的总体性能。

4.3 进气道抗反压能力分析

图11给出了试验获得的Ma7、＋4°迎角，不同反压时的进气道顶板沿程静压分布曲线。

图11 Ma7、4°迎角，不同反压下的顶板沿程静压分布Fig.11 Static pressure distribution along topwall center line at Ma＝7with 4°attack angle under different back pressures

图中可以看到，高反压状态下，当进气道顶板肩部附面层受到下游高压影响时，下游反压在一定范围内继续升高进气道仍可保持为起动状态，这是常规定几何进气道所不具有的重要特性。

图12通过数值仿真给出了这种带自适应泄压槽进气道Ma7下承受极限反压时的流场结构。

图12 Ma7，＋4°迎角，200倍反压时的流场结构Fig.12 Flow field structure at Ma＝7with 4°attack angle under 200times back pressure

可以看到，下游200倍极限反压时，隔离段内激波串已前移至隔离段进口并导致顶板肩部附面层发生大面积分离，此时若没有泄压槽，进气道早已进入不起动状态。由于泄压槽对激波串诱导分离区的抽吸作用，分离区可稳定在内压段某一区域。由此可见，敞开式自适应泄压槽还能显著提高进气道极限抗反压能力。

5 结 论

（1）逆流动方向的自适应泄压流道可在进气道自起动与高反压状态下自动开启泄压，正常工作状态下接近气动自关闭，具有自适应泄压的气动特性。

（2）自适应泄压控制技术可解决定几何大内收缩比进气道低马赫数下的自起动问题，同时减小进气道外罩阻力，大幅提高进气道高低马赫数下的总体性能与极限抗反压能力，拓宽定几何进气道工作范围。

（3）研究表明，采用自适应泄压控制的定几何二元进气道其Ma4下的流量系数高达0.776，并在4°迎角下仍具有自起动能力；4°迎角下，进气道Ma6／7下的喉部总压恢复系数分别为0.628和0.525，显示出宽马赫数工作范围内优越的气动性能。

（4）计算发现，针对所研究的高性能二元进气道，Ma4～Ma7正常工作状态下，敞开式自适应泄压槽的泄漏量仅在1%～3%之间，随来流马赫数升高，泄漏量逐渐减小，高马赫数下几乎实现了气动自关闭。

［1］VAN WIE D M，KWOK F T，WALSH R F.Starting characteristics of supersonic inlets［R］.AIAA 96－2914.

［2］JIN Z G，ZHANG K Y.Investigation of a variable geometry scramjet inlet with a rotating cowl operating in a large Mach number range［J］.JournalofAerospacePower，2010，25（7）：1553－1560.（in Chinese）金志光，张堃元.宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究［J］.航空动力学报，2010，25（7）：1553－1560.

［3］MARC BOUCHEZ，FRANCOIS FALEMPIN.Airbreathing space launcher interest of a fully variable geometry propulsion system status 1999［R］.AIAA 99－2376.

［4］HUEBNER l D，ROCK K E，RUF E G，et al.Hyper－X flight engine ground testing for X－43flight risk reduction［R］.AIAA 2001－1809.

［5］FRAISHTADT V L，KURANOV A L，SHEIKIN E G.Use of MHD systems in hypersonic aircraft［J］.Tech.Phys.，1998，43（11）：1309－1313.

［6］RICHARD G H，JEFF S N，RUSSELL L D.Computational investigation of a method to compress air fluidically in supersonicinlets［J］.J.SpacecraftRockets，2001，38（1）：51－59.

［7］TAN H J，CHEN Z，LI G S.The concept and preliminary experiment of the adjustable inlet with fix geometry hypersonic based on controlling shock［J］.ScienceinChina：PressETechnologicalSciences，2007，37（11）：1469－1479.（in Chinese）谭慧俊，陈智，李光胜.基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证［J］.中国科学E辑，2007，37（11）：1469－1479.

［8］袁化成，梁德旺.抽吸对高超声速进气道起动能力的影响［J］.推进技术，2006，27（6）：525－528.YUAN H C，LIANG D W.Effect of suction on starting of hypersonic inlet［J］.JournalofPropulsionTechnology，2006，27（6）：525－528.（in Chinese）

［9］WANG W X，YUAN H C，HUANG G P，et al.Impact of suction position on starting of hypersonic inlet［J］.JournalofAerospacePower，2009，24（4）：918－924.（in Chinese）王卫星，袁化成，黄国平，等.抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响［J］.航空动力学报，2009，24（4）：918－924.

［10］WAN D W，GUO R W.Experimental investigation of a fixedgeometry two－dimensional mixed compression supersonic inlet with sweep－forward high－light and bleed slot in a inverted“X”－type layout［J］.ChineseJournalofAeronautis，2007，20：304－312.

［11］WANG Y，FAN X Q，HE J H，et al.Effect of sidewall geometry on starting characteristics of two－dimensional hypersonic inlet［J］.ACTAAeronauticaetAstronauticaSinica，2010，31（2）：217－222.（in Chinese）王翼，范晓樯，何继宏，等.侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响［J］.航空学报，2010，31（2）：217－222.

［12］LI S Z，TANG S.Study on the effect of wall slotting on boundary layer separation in hypersonic inlet［J］.ACTAAerodynamicaSinica，2011，29（1）：68－72.（in Chinese）李世珍，唐硕.高超声速进气道壁面开缝对边界层分离影响研究［J］.空气动力学学报，2011，29（1）：68－72.

［13］DAVID O DAVIS，MANAN VYAS，JOHN SLATER.Research on supersonic inlet bleed［R］.AIAA 2012－0272.

［14］JIN Z G，ZHANG K Y.Experimental and nu－merical investigation of a forward sweep sidewall compression scramjet inlet with forebody compression［J］.JournalofPropulsionTechnology，2005，26（6）：508－512.（in Chinese）金志光，张堃元.带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究［J］.推进技术，2005，26（6）：508－512.

［15］JIN Z G，ZHANG K Y.Test of a generic sidewall compression scramjet inlet in the high－enthalpy impulse wind tunnel［J］.JournalofPropulsionTechnology，2005，26（4）：319－323.（in Chinese）金志光，张堃元.高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验［J］.推进技术，2005，26（4）：319－323.